RU2053939C1 - Способ определения инерционных параметров космического аппарата с гиросиловыми стабилизаторами в полете - Google Patents
Способ определения инерционных параметров космического аппарата с гиросиловыми стабилизаторами в полете Download PDFInfo
- Publication number
- RU2053939C1 RU2053939C1 SU5050441A RU2053939C1 RU 2053939 C1 RU2053939 C1 RU 2053939C1 SU 5050441 A SU5050441 A SU 5050441A RU 2053939 C1 RU2053939 C1 RU 2053939C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- inertial
- space vehicle
- determination
- space
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов и эксплуатации ( КА ). Способ включает измерение и прогнозирование движения центра масс КА по орбите, стабилизацию КА в инерциальной системе координат и поддержание его ориентации на интервале определения инерционных параметров, определение углового положения КА в инерциальном пространстве на интервале поддержания ориентации, измерение значений компонент собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов КА и определение из обработки по измеренным величинам инерционных параметров КА. Применение данного способа позволяет расширить возможность определения инерционных параметров КА в полете и повысить точность. 1 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании и эксплуатации космических аппаратов (КА).
Известно, что для решения большого количества задач космической техники необходимо знать моменты инерции КА. Для дискретной системы материальных точек моменты инерции могут быть рассчитаны с помощью следующих соотношений:
τx=(y +z )mi; τy=(x +z )mi
τz=(x +y )mi
τxy=xiyimi; τxz= xizimi
τyz= yizimi где xi, yi, zi координаты материальной частицы, имеющей массу mi. С помощью данных соотношений перед запуском КА обычно рассчитываются его моменты инерции. Космический аппарат при этом представляется суммой составляющих его элементов. Найденные таким образом инерционные характеристики используются в проектных расчетах и при эксплуатации КА.
τx=(y
τz=(x
τxy=xiyimi; τxz= xizimi
τyz= yizimi где xi, yi, zi координаты материальной частицы, имеющей массу mi. С помощью данных соотношений перед запуском КА обычно рассчитываются его моменты инерции. Космический аппарат при этом представляется суммой составляющих его элементов. Найденные таким образом инерционные характеристики используются в проектных расчетах и при эксплуатации КА.
При выполнении полета моменты инерции КА меняются. Это связано с расходом рабочего тела, возможной отстыковкой (пристыковкой) от базового блока КА дополнительных модулей, перемещением грузов внутри КА его экипажей и т.д. Указанные операции приводят к значительному изменению инерционных характеристик КА, которые используются при определении ориентации КА, в алгоритмах управления его угловым движением и других задачах. Поэтому возникает необходимость в периодическом определении инерционных характеристик КА в полете.
Наиболее близким из известных технических решений является способ определения инерционных параметров КА, включающий измерение и прогнозирование движения центра масс КА по орбите, измерение направлений на Солнце и напряженности магнитного поля Земли и определение в процессе обработки измеряемых величин инерционных параметров КА.
В данном способе определяемые инерционные параметры представляют собой безразмерные комбинации главных центральных моментов КА
λ τ x/τ z; μ( τy- τ z)/τx
Найденные таким образом инерционные параметры позволяют повысить точность определения вращательного движения КА.
λ τ x/τ z; μ( τy- τ z)/τx
Найденные таким образом инерционные параметры позволяют повысить точность определения вращательного движения КА.
Однако данный способ не дает возможность определить достаточно полную картину изменяемых в полете инерционных параметров поскольку для нахождения тензора инерции КА в общем случае необходимо найти шесть его независимых элементов. Кроме того, известный способ может применяться только в случае неориентированного движения КА. В то же время большое количество аппаратов совершает в настоящее время постоянно ориентированный полет.
Технической задачей изобретения является расширение возможности определения инерционных параметров КА в полете и повышение точности их определения.
Данная техническая задача решается за счет того, что в способе определения инерционных параметров КА с гиросиловыми стабилизаторами в полете, включающем измерение и прогнозирование движения центра масс КА по орбите, стабилизирует КА в инерционной системе координат и поддерживают неизменной его ориентацию на интервале определения инерционных параметров, определяют угловое положение КА в инерциальном пространстве на интервале поддержания ориентации, измеряют значения компонент собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов КА и определяют инерционные параметры КА из условия равенства производных по времени компонент кинетического момента аппарате сумме действующих на КА гравитационного и восстанавливающего аэродинамического момента (см. следующие соотношения):
= Mgi(τij,αij)+Mai(Pi,αij) (1) где Hi (i=1, 2, 3) компоненты кинетического момента КА;
Mgi( τij,α ij) гравитационный момент действующий на КА;
Mai(Pi, αij) восстанавливающий аэродинамический момент
τij (i, j=1, 2, 3) элементы тензора инерции КА, Pi (i=1, 2, 3,) функции, характеризующие геометрические размеры КА и состояние атмосферы; αij (i, j= 1, 2, 3) элементы матрицы, определяющей положение КА относительно орбитальной системы координат.
= Mgi(τij,αij)+Mai(Pi,αij) (1) где Hi (i=1, 2, 3) компоненты кинетического момента КА;
Mgi( τij,α ij) гравитационный момент действующий на КА;
Mai(Pi, αij) восстанавливающий аэродинамический момент
τij (i, j=1, 2, 3) элементы тензора инерции КА, Pi (i=1, 2, 3,) функции, характеризующие геометрические размеры КА и состояние атмосферы; αij (i, j= 1, 2, 3) элементы матрицы, определяющей положение КА относительно орбитальной системы координат.
Формула (1) представляет собой закон изменения полного кинетического момента КА. При стабилизации КА в инерциальном пространстве весь момент внешних сил, действующих на КА, передается гиродинам, а интересующие нас элементы тензора инерции КА входят в закон изменения линейно. Формула (1) в этом случае переписывается в следующем виде
h1= h + (α22Q3-α23Q2+α12P3-α13P2)dt
h2= h + (α23Q1-α21Q3+α13P1-α11P3)dt
h3= h + (α21Q2-α22Q1+α11P2-α12P1)dt
Qi= 3(i=1,2,3)
(2) где hi (i=1, 2, 3) компоненты собственного кинетического момента системы гиродинов; ωо угловая скорость орбитального движения.
h1= h
h2= h
h3= h
Qi= 3(i=1,2,3)
(2) где hi (i=1, 2, 3) компоненты собственного кинетического момента системы гиродинов; ωо угловая скорость орбитального движения.
Для реализации данного способа необходимо в заданные моменты времени измерять значения компонент ее собственного кинетического момента hi (i=1, 2, 3). Проведя указанные измерения во время поддержания неизменной ориентации КА в абсолютном пространстве и определив угловое положение КА на интервале определения инерционных параметров, с помощью формул (2) их можно обработать каким-либо статистическим методом. Если принять за параметры модели начальные условия, элементы тензора инерции и аэродинамические параметры то, так как эти параметры входят в предлагаемую модель линейно, наиболее подходящим в данном случае методом обработки является метод неименьших квадратов. В рамках этого метода отыскание оценки вектора параметров сводится к решению линейной системы (системы нормальных уравнений).
Проведенная статистическая обработка измерений кинетического момента гиросистемы позволяет оценить две разности главных моментов инерций и недиагональные элементы тензора инерции КА.
Это превышает количество определяемых параметров в способе-прототипе, т. е. применение данного способа позволяет расширить возможности определения инерционных параметров КА в полете.
Кроме того, известно, что для сильно вытянутых КА, каким, например, является орбитальный комплекс "Мир", минимальный момент инерции (момент относительно продольной оси) маломеняющаяся величина, так как перемещение грузов происходит в основном вдоль продольной оси. Таким образом подлежат определению все неизвестные элементы тензора инерции КА.
Способ иллюстрируется чертежом где обозначены Земля 1, орбита КА 2, космический аппарат 3, вектор 4 собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов КА.
Данный способ может быть реализован с помощью известных средств.
Измерение движения центра масс КА может осуществляться с помощью радиоконтроля орбиты либо с помощью системы автономной навигации. Для прогнозирования движения может использоваться существующий программноматематический комплекс баллистического обеспечения космических полетов ОС "Салют" ОК "Мир" и других КА. Для стабилизации КА в инерциальной системе координат и поддержания его ориентации на интервале определения инерционных параметров могут применяться существующие системы ориентации и управления движением. Определение углового положения КА в инерциальном пространстве может осуществляться с помощью системы контроля ориентации, построенной на базе солнечного датчика и магнитометра, с помощью оптического звездного датчика либо с помощью других приборов. Измерять значения компонент собственного кинетического момента гиродинов можно с помощью телеметрической системы.
Claims (1)
- СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ИНЕРЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ГИРОСИЛОВЫМИ СТАБИЛИЗАТОРАМИ В ПОЛЕТЕ, включающий измерение и прогнозирование движения центра масс космического аппарата по орбите, отличающийся тем, что стабилизируют космический аппарат в инерционной системе координат и поддерживают неизменной его ориентацию на интервале определения инерционных параметров, определяют угловое положение космического аппарата в инерционном пространстве на интервале поддержания ориентации, измеряют значения компонент собственного кинетического момента гиросиловых стабилизаторов космического аппарата и определяют инерционные параметры космического аппарата из условия равенства производных по времени компонент кинетического момента аппарата сумме действующих на аппарат гравитационного и восстанавливающего аэродинамического моментов.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU5050441 RU2053939C1 (ru) | 1992-07-01 | 1992-07-01 | Способ определения инерционных параметров космического аппарата с гиросиловыми стабилизаторами в полете |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU5050441 RU2053939C1 (ru) | 1992-07-01 | 1992-07-01 | Способ определения инерционных параметров космического аппарата с гиросиловыми стабилизаторами в полете |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2053939C1 true RU2053939C1 (ru) | 1996-02-10 |
Family
ID=21608391
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU5050441 RU2053939C1 (ru) | 1992-07-01 | 1992-07-01 | Способ определения инерционных параметров космического аппарата с гиросиловыми стабилизаторами в полете |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2053939C1 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2587764C2 (ru) * | 2014-07-18 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения тензора инерции космического аппарата в полете |
RU2587663C2 (ru) * | 2014-10-30 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения тензора инерции космического аппарата |
RU2587762C2 (ru) * | 2014-11-12 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения тензора инерции космического аппарата |
WO2023203012A1 (en) * | 2022-04-19 | 2023-10-26 | Iceye Polska Spólka Z Orgranizona Odpowiedzialnoscia | Determination of spacecraft inertial properties |
-
1992
- 1992-07-01 RU SU5050441 patent/RU2053939C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Журнал "Космические исследования", т.29, вып.3, ст.Повышение точности определения вращательного движения орбитальных станций "Салют - 6" и "Салют - 7" по данным измерений", с.375-389, 1991. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2587764C2 (ru) * | 2014-07-18 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения тензора инерции космического аппарата в полете |
RU2587663C2 (ru) * | 2014-10-30 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения тензора инерции космического аппарата |
RU2587762C2 (ru) * | 2014-11-12 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения тензора инерции космического аппарата |
WO2023203012A1 (en) * | 2022-04-19 | 2023-10-26 | Iceye Polska Spólka Z Orgranizona Odpowiedzialnoscia | Determination of spacecraft inertial properties |
GB2618066A (en) * | 2022-04-19 | 2023-11-01 | Iceye Polska Spolka Z Orgraniczona Odpowiedzialnoscia | Determination of spacecraft inertial properties |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Savage | Strapdown inertial navigation integration algorithm design part 1: Attitude algorithms | |
RU2539068C2 (ru) | Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения | |
Belousov et al. | Study of effective application of electric jet engine as a mean to reduce microacceleration level | |
Belokonov et al. | Design parameters selection for CubeSat nanosatellite with a passive stabilization system | |
RU2053939C1 (ru) | Способ определения инерционных параметров космического аппарата с гиросиловыми стабилизаторами в полете | |
Parfiriev et al. | Model of inertial navigation system for unmanned aerial vehicle based on MEMS | |
Altman | A unified state model of orbital trajectory and attitude dynamics | |
Miller et al. | Orbit determination strategy and accuracy for a comet rendezvous mission | |
RU2114031C1 (ru) | Способ определения положения центра масс космического аппарата в процессе его управления с помощью силовых приводов | |
Wise | Design, analysis, and testing of a precision guidance, navigation, and control system for a dual-spinning Cubesat | |
Yosi et al. | Tilt and heading measurement using sensor fusion from inertial measurement unit | |
Evain et al. | Design and control of a nano-control moment gyro cluster for experiments in a parabolic flight campaign | |
Hasegawa | A study on rotation and its application for attitude reference system | |
Derkach et al. | Autonomous quadrotor flight stabilisation based on a complementary filter and a pid controller | |
RU2581281C2 (ru) | Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции | |
Aleshin et al. | Horizontal stabilization of the two-degree-of-freedom platform of a uniaxial wheeled module tracking a given trajectory over an underlying surface | |
Wu et al. | Design and implementation of a compact RUAV navigation system | |
Betancur et al. | Design and development of a test bed with active tracking control to support gravity off-loading | |
Aleshin et al. | Control of the angular orientation of the platform of a uniaxial wheeled module moving without slippage over an underlying surface | |
Jones et al. | Photogrammetric technique for center of gravity determination | |
RU2355605C1 (ru) | Способ управления ориентацией орбитального космического аппарата с инерционными исполнительными органами при зондировании атмосферы земли | |
Ahmed et al. | An actively controlled control moment gyro/gyropendulum testbed | |
Akulenko et al. | Dynamics of spacecraft with elastic and dissipative elements in the attitude control mode | |
Kulczycki et al. | On the development of parameterized linear analytical longitudinal airship models | |
Baumgarten et al. | Investigation of liquid sloshing in spin-stabilized satellites |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
REG | Reference to a code of a succession state |
Ref country code: RU Ref legal event code: MM4A Effective date: 20110702 |